冲压发动机

摘要： 冲压发动机飞行器爬升过程中发动机性能随飞行状态时变,且易受动力性能偏差、气动偏差和风干扰的耦合影响,传统的方法难以给出能量最优的爬升段轨迹解。针对该问题,提出了一种基于强化学习的轨迹优化控制方法。首先构建了基于近端策略优化(PPO)的强化学习任务模型,将轨迹优化问题转化为基于状态给出最优动作策略的强化学习问题,提出了对未到达目标区域样本赋予广义距离奖励的方法来解决奖励稀疏性问题;通过在控制器训练中引入初值采样来降低初值敏感性;提出了将线性扩张状态观测器(LESO)与强化学习相结合的方法,通过对干扰进行观测和补偿提升控制器抗干扰能力。仿真结果表明,采用所提出的算法后,终端约束误差缩小了60%,可为复杂环境下的冲压发动机轨迹优化控制提供参考。

摘要： 针对冲压发动机双下侧90°进气的旁侧进气突扩燃烧室,加入凹腔(360°圆周)形成组合火焰稳定器,得到旁侧进气突扩凹腔燃烧室方案Ⅰ;基于方案Ⅰ将360°圆周改为270°圆周的凹腔,得到方案Ⅱ。采用三维两相数值计算方法,针对两种燃烧室方案进行了设计点Ma 4.5,海拔高度26 km条件下的仿真计算,给出了燃烧室性能参数,同时对燃烧室的马赫数、静温、静压和涡结构分布等进行了对比分析。结果表明:凹腔火焰稳定器能够促进气流周向运动,提高燃料驻留时间,有利于气流与燃料掺混;凹腔对燃烧室入口上游流场影响较小,对凹腔段及燃烧室下游流场影响较大;燃烧趋向中心燃烧,近壁面沿径向存在温度梯度,合理利用有利于热防护。

摘要： 冲压喷气发动机是导弹常用的一类发动机。一般来说,战术巡航导弹采用冲压喷气发动机的情况比较多,而超音速或亚音速的靶机上也会装备这种发动机。这意味着,要想造出命中率精确的导弹,制造出好的靶机,冲压喷气发动机必不可少。著名的冲压发动机专家、中国工程院院士刘兴洲,一辈子都在为导弹创造不竭的动力而奋斗。冲压发动机这么专业具体的名词,少年的刘兴洲哪曾听说。

摘要： 针对跨介质反舰导弹对高性能动力装置的需求,提出了一种采用硼基富燃料推进剂的跨介质冲压发动机。分析了空中和水下巡航过程中跨介质反舰导弹的阻力特性,对比分析了硼基富燃料推进剂与铝基富燃料推进剂在跨介质工作条件下的理论性能,计算并对比分析了不同硼基富燃料推进剂配方的理论比冲;完成了硼基富燃料推进剂跨介质冲压发动机设计参数选取和主要参数计算,提出了跨介质冲压发动机燃气流量调节方案。结果表明,通过提高富燃料推进剂中的硼含量能够有效提高跨介质冲压发动机理论比冲性能,采用硼基富燃料推进剂的跨介质冲压发动机在全弹道工作阶段具有更优的理论比冲。为进一步研究跨介质冲压发动机技术提供了理论依据。

摘要： 高超声速飞行器,被称为继螺旋桨飞行器、涡轮喷气推进飞行器之后航空史上的第三次革命性成果,是未来军民用航空航天器的战略发展方向。超燃冲压发动机是高超声速飞行器首选推进装置,具有结构简单、易维护以及安全性能好等特点,在马赫数5~7范围内具有良好的巡航性能,其相关技术是世界各国竞相发展的热点研究领域之一。

摘要： 以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比在0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率为5.32~6.42 kHz,传播周期为0.157~0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高;爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低;隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高,但隔离段入口气流始终未受影响,马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时,也实现了旋转爆震波的稳定传播。

摘要： 针对冲压发动机主安装节承力结构优化,开展集中力扩散结构设计。首先采用工程方法设计放射肋扩散结构方案,然后开展拓扑优化设计。通过平板结构优化算例验证适合此类工程问题的内力均匀性约束条件,采用全域粗网格模型求解优化设计域、精细网格模型求解结构方案的二轮优化迭代的拓扑优化方法,得到最终优化结果。通过工程设计法与拓扑优化方法的对比,证明拓扑优化方法更适合处理多方向、多工况载荷的集中力扩散结构工程问题。结构拓扑优化方案对比放射肋方案:结构质量减轻2.6;对应最大载荷(工况3)的结构最大变形量减少4.4,结构最大应力减少10;集中力扩散效果更好。设计方法的有效性得到验证,为集中力扩散结构优化探索出实用的设计思路和方法。

摘要： 分析了试验气体加热技术、变马赫数试验技术以及光学测量技术等冲压发动机地面试验关键技术的发展趋势,梳理了美国、俄罗斯、日本、法国以及中国等国家的主要冲压发动机地面试验设施运营管理机构,并对典型试验设施的能力进行了介绍.通过梳理分析国外冲压发动机地面试验技术发展趋势和试验能力现状,指出了我国冲压发动机地面试验能力和技术与国外存在的差距,对我国冲压发动机地面试验能力建设和技术发展方向提出了建议.

摘要： 针对发动机管路系统断裂故障,开展故障机理分析.通过软件仿真和试验相结合的结构模态分析,找出模态振型与疲劳破坏的联系,对管路结构断裂故障原因进行初步定位和定性分析.利用ANSYS nCode DesignLife软件对结构开展随机振动疲劳寿命计算,总结了随机振动疲劳计算流程和设计方法.仿真预示的管路结构断裂位置与试验结果基本一致.提出多个结构改进方案,利用振动疲劳仿真计算对不同改进结构进行定量的疲劳寿命预测,优选出最佳方案.优化方案提高了管路结构的抗振性能,降低了RMS应力值和损伤,在主要破坏工况(x向振动)疲劳损伤寿命提高到3.2×107 s,其余振动方向疲劳损伤寿命分别提高到202％(y向)和190％(z向).通过试验考核验证改进措施有效.

摘要： 为满足冲压发动机导弹实时解算动力航程边界的要求,建立了动力航程远边界的计算,充分考虑了冲压发动机与弹道之间的耦合特性和六自由度弹道仿真模型,设计了PID控制策略,采用黄金分割的搜索方法解算了远边界包络.利用切比雪夫多项式对包络线进行拟合获得边界函数,可为导弹实战使用时指挥决策提供参考.

摘要： 本文综合考虑湍流耗散、相间作用力及传热、传质等因素的影响,利用数值模拟方法对一种新型冲压发动机——气液两相冲压发动机的内部流场结构进行分析,讨论了航行速度、气体质量流率和气体温度对发动机性能的影响,并通过对比实验数据证明了模型的准确性.结果表明:在气体质量流率一定的情况下,存在一个最优速度使发动机性能最佳;仅增加气体质量流率可以提高发动机推力,但是会导致发动机比冲及效率的降低;通过提高注入气体的温度可以有效提高发动机推力,但会显著降低发动机的效率.

摘要： 本文以液体冲压发动机为研究对象,对发动机零部件进行建模,主要包括进气道基本性能拟合模型、燃烧室热力计算模型和喷管性能模型.结合零部件模型建立了发动机的性能计算模型,通过仿真分析了飞行马赫数、飞行高度对发动机比冲的影响规律,并分析了不同的高低弹道对射程的影响.研究结果表明:飞行高度一定时,发动机的比冲会随着飞行马赫数的增加呈现先增加后降低的变化趋势;飞行马赫数一定时,发动机的比冲会随着飞行高度的增加而不断增加;高低组合式弹道相对低弹道飞行时的航程更大.

摘要： 放气量是高性能冲压发动机的一种推力调节、喘振控制方式,对冲压发动机的控制系统设计、仿真具有重要意义.考虑几何面积变化、燃烧放热、放气量的作用,基于广义一维气体流动控制方程建立冲压发动机的动态数学模型,基于三阶有限差分型WENO格式建立了冲压发动机的动态特性仿真模型.利用仿真模型对放气量阶跃变化时,冲压发动机的响应特性进行了仿真计算,放气量阶跃增加1％时,激波向下游运动,喘振裕度增加,进气道出口压力降低,推力减小,进气道的增益绝对值最小,激波位置的相对变化量最大.激波位置和推力的上升时间和调节时间比较接近.随着放气量变化量的增加,激波和推力的上升时间和调节时间减小.激波的增益随放气量的变化量的增加而减小,推力的增压变化不明显,推力对放气量响应的线性度更好.

摘要： 为实现冲压发动机/进气道/飞行器融合化设计,采用轴对称弯曲激波压缩基准流场和等熵压缩基准流场的锥导乘波设计方法,设计出工作范围Ma2.5-Ma4.5的超声速颌下乘波进气道方案,利用三维流场数值模拟获得了进气道基本性能,并经过风洞吹风试验验证了进气道的节流特性.研究结果表明:1颌下乘波进气道前体和飞行器高度融合,具有头部乘波、大捕获流量、高压缩特性,性能满足冲压发动机高性能和飞行器高升阻比要求的优点,2.随着攻角增大,进气道压缩效率和流量系数提高,在Ma4.0状态,该进气道总压恢复系数可以达到0.47,流量系数达到1.20;3.在更大攻角下由于捕获流量大幅增大出现了不起动现象,但流场结构和性能稳定.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 高超声速进气道粉末燃料提前喷注一方面可以增加粉末燃料的掺混长度,另一方面也可以通过流化气的气动调节作用和气固两相之间的热量、动量交换来改善进气道流场状况,优化进气道性能.本文以铝粉作为喷注燃料,空气作为流化气,采用数值模拟的方法重点研究喷注方案对高超声速二元进气道性能的影响和粉末燃料的掺混.结果表明:隔离段喷注方案结构简单,不会影响上游流场,但容易引起边界层分离,降低进气道性能.外压段喷注方案可以调节激波形状,马赫数在设计点以上时可以通过调节喷注流量使激波封口.远场喷注方案可以提高进气道的总压恢复,掺混效果较好,但在工程上实现难度较大.

摘要： 以数值计算为手段对倒置布局下无隔道进气道流场特性进行研究,针对其弹体表面出现强烈的激波附面层干扰等问题,设计了两型不同的分流楔作为流动控制措施,对比并分析了来流马赫2.2和马赫2.8下流场结构以及进气道工作性能的变化.结果表明,总压恢复系数和流量系数均得到不同程度的提升,分流楔的使用可以有效缓解弹体表面的激波边界层干扰,改善进气道入口处的气流品质,为后续无隔道进气道以及分流楔的进一步研究工作提供了一定的参考.

摘要： 一种中空发动机阀门的阀伞部的制造方法，以往，中空发动机阀门的阀伞部通过热锻完成，精度差、而通过冷锻可使用的材料有限。另外，在冷锻以及以往的温锻中，拉延的工序步骤多，并需要多次退火等中间热处理工序，作业效率差。于是，制造具有中空孔和扩径部的半成品(第1步骤)、通过使用利用外筒(4)、内筒(5)围绕所有模组(DS)的冲压装置，在常温～870°C之间的任意温度的恒温氛围内将该半成品的主体部在中心拉延(第2步骤)。

摘要： 一种中空发动机阀门的阀伞部的制造方法，以往，中空发动机阀门的阀伞部通过热锻完成，精度差、而通过冷锻可使用的材料有限。另外，在冷锻以及以往的温锻中，拉延的工序步骤多，并需要多次退火等中间热处理工序，作业效率差。于是，制造具有中空孔和扩径部的半成品(第1步骤)、通过使用利用外筒(4)、内筒(5)围绕所有模组(DS)的冲压装置，在常温～870°C之间的任意温度的恒温氛围内将该半成品的主体部在中心拉延(第2步骤)。

摘要： 本发明涉及一种冲压发动机的流道结构、冲压发动机及飞行器。流道结构，包括进气道、燃烧室以及喷管段，燃烧室的两端分别与进气道以及喷管段连通；燃烧室包括具有控制截面的可形变段，可形变段采用形状记忆合金材料制成，可形变段能够根据温度变化而形变，从而改变控制截面的面积；其中，控制截面为燃烧室的流通面积最小的截面。上述流道结构、冲压发动机及飞行器中，冲压发动机随着工作马赫数的提高，通过主动或被动温度控制，可形变段可以达到训练温度，几何结构逐步变形，使得控制截面的面积可变，达到冲压发动机燃烧室的流道构型随着飞行状态而调节的目的。上述的流道结构无复杂机械调节结构，具有调节方法简单可以降低密封技术难度等特点。

摘要： 本发明公开一种大尺度冲压发动机燃烧室及冲压发动机，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室入口段、消波扩张段与燃烧室出口段以及支板火焰稳定器；所述消波扩张段的型线为消波特征线，所述消波扩张段与燃烧室入口段、燃烧室出口段均平滑相连；所述支板火焰稳定器设在燃烧室的轴线上且位于消波扩张段与燃烧室出口段连接处的位置。通过采用支板火焰稳定器提高燃料混合效果与燃烧效率；而且采用消波设计的燃烧室壁面构型可以有效降低燃烧室内的激波强度；同时通过匹配燃烧室壁面构型的支板火焰稳定器型面设计，降低支板前缘的激波强度。

摘要： 本发明公开一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段、一级凹腔、一级喉道、二级凹腔、二级喉道、燃烧室下游等值段；所述一级喉道与所述一级凹腔、所述二级凹腔之间均平滑相连，所述二级喉道与所述二级凹腔、所述燃烧室下游等值段之间均平滑相连。采用双喉道设计，形成二级燃烧室提供额外的燃烧组织空间，有效降低激波损失，拓展了燃烧室飞行马赫数下限。

摘要： 本发明公开一种超燃冲压发动机双喉道燃烧室及超燃冲压发动机，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室上游等值段、一级凹腔、一级喉道、二级凹腔、二级喉道、燃烧室下游等值段；所述一级喉道与所述一级凹腔、所述二级凹腔之间均平滑相连，所述二级喉道与所述二级凹腔、所述燃烧室下游等值段之间均平滑相连。采用双喉道设计，形成二级燃烧室提供额外的燃烧组织空间，有效降低激波损失，拓展了燃烧室飞行马赫数下限。

摘要： 本发明公开一种大尺度冲压发动机燃烧室及冲压发动机，包括沿燃烧室来流方向依次相连的燃烧室入口段、消波扩张段与燃烧室出口段以及支板火焰稳定器；所述消波扩张段的型线为消波特征线，所述消波扩张段与燃烧室入口段、燃烧室出口段均平滑相连；所述支板火焰稳定器设在燃烧室的轴线上且位于消波扩张段与燃烧室出口段连接处的位置。通过采用支板火焰稳定器提高燃料混合效果与燃烧效率；而且采用消波设计的燃烧室壁面构型可以有效降低燃烧室内的激波强度；同时通过匹配燃烧室壁面构型的支板火焰稳定器型面设计，降低支板前缘的激波强度。

摘要： 本发明涉及一种冲压发动机的流道结构、冲压发动机及飞行器。流道结构，包括进气道、燃烧室以及喷管段，燃烧室的两端分别与进气道以及喷管段连通；燃烧室包括具有控制截面的可形变段，可形变段采用形状记忆合金材料制成，可形变段能够根据温度变化而形变，从而改变控制截面的面积；其中，控制截面为燃烧室的流通面积最小的截面。上述流道结构、冲压发动机及飞行器中，冲压发动机随着工作马赫数的提高，通过主动或被动温度控制，可形变段可以达到训练温度，几何结构逐步变形，使得控制截面的面积可变，达到冲压发动机燃烧室的流道构型随着飞行状态而调节的目的。上述的流道结构无复杂机械调节结构，具有调节方法简单可以降低密封技术难度等特点。

摘要： 本发明提供一种采用中心燃烧的超燃冲压发动机流道构型及超燃冲压发动机，流道构型设计包括：支板喷注器、沿来流方向光滑过渡连接的进气流道和燃烧室流道，其中，所述支板喷注器设置在所述燃烧室流道内，所述支板喷注器轴线与燃烧室流道轴线重合，且沿所述支板喷注器轴线方向，所述支板喷注器横截面呈环形形状。本发明方案能够解决现有超燃冲压发动机流道方案无法兼顾低热防护难度和高空气利用率的技术问题。

摘要： 本发明公开的冲压发动机，包括中空的壳体，所述壳体内部设有第一流体通道和第二流体通道，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速。利用两个流体通道中流体流速不同产生的压力差来减小中空壳体内部的流体阻力；另外在亚燃通道和超燃通道的第二流体通道后部设有燃烧室，燃烧室在慢流速度状态中很容易打火燃烧，并保障其安全性和稳定性；可以实现亚燃、超燃等多种模式燃烧。